CN112361897A - 一种用于导弹系统的飞行时序产生系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种用于导弹系统的飞行时序产生系统及方法，其中系统包括双通道一级隔离控制模块、双通道模拟开关模块、双通道漏电流泄放模块、双通道二级隔离控制模块以及双通道状态采集模块，能够完全做到误差小于1ms的飞行时序同步，而且是二级隔离控制；同时，由于在双通道模拟开关模块导通前，外部控制系统提前向继电器K1、K2提供工作用电，在双通道模拟开关模块关断后，外部控制系统延后向继电器K1、K2断开工作用电，则本发明不存在由于继电器固有的动作时间而引起的飞行时序信号不能准确同步的问题，有效避免了继电器的“打火”现象对电路本身产生的不良影响、使用场效应管控制而引起的控制回路不隔离的问题，提高了控制精度、可靠性、安全性。
Description
技术领域
本发明属于导弹控制系统设计领域，尤其涉及一种用于导弹系统的飞行时序产生系统及方法。
背景技术
对于一个导弹系统来说，发射后在飞行过程中导弹的控制系统要根据事先设定的时间序列输出飞行时序信号以控制导弹作出各种动作，比如各种发动机点火、关机、弹体各部分分离等。导弹飞行时序的准确性对于导弹控制系统来说非常重要，若输出的飞行时序精度不够轻则可能会影响导弹飞行，导致不能命中目标；重则可能还会引起导弹发射失败，甚至危及发射场人员安全。
对于大型导弹(或运载火箭)，在飞行过程中有时候控制系统需要通过弹上两块电源在特定时刻输出两路完全同步的飞行时序信号(设为飞行时序信号1、飞行时序信号2)以控制导弹在同一时刻进行某一特定动作(比如姿控发动机开始工作、喷管动作等)，这两路飞行时序信号的同步性有严格要求，要求信号的起始时刻完全同步(误差不大于1ms)。目前，弹上控制系统实现飞行时序信号输出的常用方法是：控制系统CPU通过IO口控制输出模拟器件(如功率场效应管)作为时序产生的控制器件，或通过驱动继电器完成时序控制。
上述导弹系统的飞行时序产生方式虽然能够基本完成所要求的任务，但存在以下弊端：
单纯通过IO控制场效应管产生时序信号由于器件控制回路和输出回路不是隔离的,当时序信号为大电压或大电流信号时输出回路可能会对控制端(控制系统)产生不良影响。另外如果使用继电器控制产生飞行时序信号，会因为继电器固有存在的动作时间问题而很难达到1ms的同步精度，又或者，使用高性能继电器或许能够达到精度要求但无疑增加了成本，不利于低成本设计。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种用于导弹系统的飞行时序产生系统及方法，能够完全做到误差小于1ms的飞行时序同步，提高了飞行时序产生系统的控制精度、可靠性、安全性。
一种用于导弹系统的飞行时序产生系统，包括双通道一级隔离控制模块、双通道模拟开关模块、双通道漏电流泄放模块、双通道二级隔离控制模块以及双通道状态采集模块，其中，所述双通道二级隔离控制模块包括电磁继电器K1、K2；
所述双通道一级隔离控制模块用于接收外部控制系统提供的控制信号，其中，当控制信号有效时，双通道一级隔离控制模块用于在有效控制信号的驱动下导通双通道模拟开关模块，当控制信号无效时，双通道一级隔离控制模块用于将其余模块与外部控制系统进行隔离，同时，所述控制信号低电平有效；
所述双通道模拟开关模块用于在导通时，分别接入两个外部电源提供的飞行时序信号，然后将两个飞行时序信号通过电磁继电器K1、K2分别传递给两个火工品负载；
所述电磁继电器K1、K2用于将其余模块与火工品负载进行隔离，并在未产生飞行时序信号时对火工品负载进行短路保护；同时，在双通道模拟开关模块导通前的设定时间，外部控制系统接通电磁继电器K1、K2的工作用电，使电磁继电器K1、K2转发飞行时序信号；在双通道模拟开关模块关断后的设定时间，外部控制系统断开电磁继电器K1、K2的工作用电；
所述双通道漏电流泄放模块用于泄放双通道模拟开关模块关断时可能产生的漏电流；
所述双通道状态采集模块用于获取电磁继电器K1、K2的状态信号，以供外部控制系统采集，外部控制系统根据所述状态信号是否为低电平判断飞行时序产生系统实际是否输出飞行时序信号。
进一步地，所述双通道一级隔离控制模块包括光耦U3、U4，限流电阻R17、R18；
光耦U3的前级输入端经限流电阻R17后接外部控制系统的供电正VCC，光耦U4的前级输入端经限流电阻R18后接外部控制系统的供电正VCC，光耦U3的前级输出端与光耦U4的前级输出端均连接外部控制系统的输出端口IO，以接入所述控制信号；
光耦U3的后级输入端和后级输出端分别接入所述双通道模拟开关模块其中的一个模拟开关通道的回路中，光耦U4的后级输入端和后级输出端分别接入所述双通道模拟开关模块的另一个模拟开关通道的回路中。
进一步地，所述双通道模拟开关模块包括2个N沟道增强型场效应管Q1、Q3，2个P沟道增强型场效应管Q2、Q4，电阻R1～R4、R11～R16；
P沟道增强型场效应管Q2的源极分为三路，一路接弹上用于输出飞行时序信号Ⅰ的外部电源Ⅰ的电源正V1，一路经电阻R11后接Q2的栅极，一路经电阻R15后接光耦U3的后级输入端；同时，Q2的漏极作为飞行时序信号Ⅰ的输出端，连接电磁继电器K1；
N沟道增强型场效应管Q1的漏极经电阻R3后接Q2的栅极，Q1的栅极经电阻R1后分为两路，一路接光耦U3的后级输出端，另一路经电阻R13后接外部电源Ⅰ的电源负V1GND，同时，Q1的源极也连接外部电源Ⅰ的电源负V1GND；
P沟道增强型场效应管Q4的源极分为三路，一路接弹上用于输出飞行时序信号Ⅱ的外部电源Ⅱ的电源正V2，一路经电阻R12后接Q4的栅极，一路经电阻R16后接光耦U4的后级输入端；同时，Q4的漏极作为飞行时序信号Ⅱ的输出端，连接电磁继电器K2；
N沟道增强型场效应管Q3的漏极经电阻R4后接Q4的栅极，Q3的栅极经电阻R2后分为两路，一路接光耦U4的后级输出端，另一路经电阻R14后接外部电源Ⅱ的电源负V2GND，同时，Q3的源极也连接外部电源Ⅱ的电源负V2GND。
进一步地，所述双通道漏电流泄放模块包括电阻R9、R10；
电阻R9的一端连接P沟道增强型场效应管Q2的漏级，另一端连接外部电源Ⅰ的电源负V1GND；
电阻R10的一端连接P沟道增强型场效应管Q4的漏级，另一端连接外部电源Ⅱ的电源负V2GND。
进一步地，所述电磁继电器K1控制两组触点K1-1、K1-2，电磁继电器K2控制两组触点K2-1、K2-2；
P沟道增强型场效应管Q2的漏极分为两路，一路连接电磁继电器K1的K1-1的常开触点，另一路经电阻R9后再分为两路，一路接电磁继电器K1的K1-2的常开触点，另一路连接外部电源Ⅰ的电源负V1GND；同时，电磁继电器K1的K1-1的常闭触点与K1-2的常闭触点连接；电磁继电器K1的K1-1触点公共端连接火工品负载H1的一端，K1-2触点公共端连接火工品负载H1的另一端；
P沟道增强型场效应管Q4的漏极分为两路，一路连接电磁继电器K2的K2-1的常开触点，另一路经电阻R10后再分为两路，一路连接电磁继电器K2的K2-2的常开触点，另一路连接外部电源Ⅱ的电源负V2GND；同时，电磁继电器K2的K2-1的常闭触点与K2-2的常闭触点连接；电磁继电器K2的K2-1触点公共端连接火工品负载H2的一端，K2-2触点公共端连接火工品负载H2的另一端。
进一步地，所述双通道状态采集模块包括光耦U1、U2，电阻R5～R8；
光耦U1的前级输入端经电阻R5后连接电磁继电器K1的K1-1触点公共端，光耦U1的前级输出端连接电磁继电器K1的K1-2触点公共端；光耦U1的后级输入端分两路，一路经电阻R6后连接外部控制系统的供电正VCC，另一路连接外部控制系统的数字输入端口DI1，以使外部控制系统采集电磁继电器K1的状态信号，光耦U1的后级输出端直接连接外部控制系统的供电负VCCGND；
光耦U2的前级输入端经电阻R7后连接电磁继电器K2的K2-1触点公共端，光耦U2的前级输出端连接电磁继电器K2的K2-2触点公共端；光耦U2的后级输入端分两路，一路经电阻R8后连接外部控制系统的供电正VCC，另一路连接外部控制系统的数字输入端口DI2，以使外部控制系统采集电磁继电器K2的状态信号，光耦U2的后级输出端直接连接外部控制系统的供电负VCCGND。
一种用于导弹系统的飞行时序产生方法，包括以下步骤：
第一步、外部控制系统判断采集到的电磁继电器K1、K2对应的状态信号DI1、DI2是否均为高电平，若是，则进入第二步；
第二步、判断当前时刻是否到达(t0-T)ms时刻，若是，则进入第三步，其中，t0为飞行时序信号的接入时刻，T为设定值，且T大于双通道二级隔离控制模块的动作延迟时间；
第三步、外部控制系统接通电磁继电器K1、K2的工作用电，使得电磁继电器K1、K2动作；
第四步、判断当前时刻是否到达t0ms时刻，若是，则进入第五步；
第五步、外部控制系统向双通道一级隔离控制模块的IO口输出低电平的控制信号，使得双通道模拟开关模块处于导通状态并分别接入两个外部电源提供的飞行时序信号，同时，外部控制系统分别记录自身输出低电平的持续时间、DI1及DI2跳变为低电平的时刻以及各自低电平保持时间t1、t2；
第六步、判断低电平持续时间是否不小于设定值Ts、t1是否不小于设定值Ts、t2是否不小于设定值Ts，若满足其中一个，则进入第七步；
第七步、外部控制系统的IO口输出高电平的控制信号，停止飞行时序信号的接入；
第八步、Tms后外部控制系统断开电磁继电器K1、K2的工作用电。
进一步地，所述T为30。
有益效果：
1、本发明提供一种用于导弹系统的飞行时序产生系统，能够完全做到误差小于1ms的飞行时序同步，而且是二级隔离控制；同时，由于在双通道模拟开关模块导通前，外部控制系统提前向电磁继电器K1、K2提供工作用电，在双通道模拟开关模块关断后，外部控制系统延后向电磁继电器K1、K2断开工作用电，则本发明不存在由于继电器固有的动作时间而引起的飞行时序信号不能准确同步的问题，也避免了使用场效应管控制而引起的控制回路不隔离的问题，提高了控制电路的控制精度、可靠性、安全性。
2、本发明提供一种用于导弹系统的飞行时序产生方法，不但能够精确控制时序产生的同步性，而且通过在双通道模拟开关模块导通前，外部控制系统提前向电磁继电器K1、K2提供工作用电，在双通道模拟开关模块关断后，外部控制系统延后向电磁继电器K1、K2断开工作用电，使得在飞行时序产生和关闭时有效避免了继电器控制大信号(大电压或大电流)时发生的“打火”现象对电路本身产生的不良影响；同时，本发明具有一定的冗余设计来提高飞行时序产生的安全性和可靠性，外部控制系统通过DI1和DI2来对飞行时序产生系统是否输出飞行时序信号进行监测，并从飞行时序控制信号的有效时间和两路时序信号实际输出的持续时间两方面来判断是否需要结束飞行时序信号的输出，可有效避免由于控制信号时间控制出错而导致的实际输出的飞行时序信号持续时间超出设计范围。
附图说明
图1为本发明提供的一种用于导弹系统的飞行时序产生系统的原理框图；
图2为本发明提供的一种用于导弹系统的飞行时序产生系统的电路原理示意图；
图3为本发明提供的一种用于导弹系统的飞行时序产生方法的流程示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
实施例一
如图1所示，一种用于导弹系统的飞行时序产生系统，包括双通道一级隔离控制模块、双通道模拟开关模块、双通道漏电流泄放模块、双通道二级隔离控制模块以及双通道状态采集模块，其中，所述双通道二级隔离控制模块包括电磁继电器K1、K2；也就是说，整个飞行时序产生系统形成两个飞行时序信号的输出通道；
所述双通道一级隔离控制模块用于接收外部控制系统提供的控制信号，其中，当控制信号有效时，双通道一级隔离控制模块用于在有效控制信号的驱动下导通双通道模拟开关模块，当控制信号无效时，双通道一级隔离控制模块用于将其余模块与外部控制系统进行隔离，同时，所述控制信号低电平有效；需要说明的是，双通道一级隔离控制模块不管是在导通还是不导通的情况下它的输入回路和输出回路都是隔离的，也就是说，在控制信号有效时，双通道一级隔离控制模块除了隔离功能，还能实现双通道模拟开关模块的导通，在控制信号无效时，只用于隔离。
所述双通道模拟开关模块用于在导通时，分别接入两个外部电源提供的飞行时序信号，然后将两个飞行时序信号通过电磁继电器K1、K2分别传递给两个火工品负载；
所述电磁继电器K1、K2用于将其余模块与火工品负载进行隔离；同时，在双通道模拟开关模块导通前的设定时间，外部控制系统向电磁继电器K1、K2提供工作用电，使电磁继电器K1、K2转发飞行时序信号；在双通道模拟开关模块关断后的设定时间，外部控制系统断开电磁继电器K1、K2的工作用电；
所述双通道漏电流泄放模块用于泄放双通道模拟开关模块关断时可能产生的漏电流；
所述双通道状态采集模块用于电磁继电器K1、K2的状态信号，以供外部控制系统采集，外部控制系统根据所述状态信号是否为低电平判断飞行时序产生系统是否输出飞行时序信号。
下面介绍一种用于导弹系统的飞行时序产生系统的具体电路实现方式。如图2所示，电路包含2个电磁继电器K1、K2，4个光耦U1、U2、U3、U4，2个N沟道增强型场效应管Q1、Q3，2个P沟道增强型场效应管Q2、Q4，18个电阻R1～R18。K1控制两组触点K1-1、K1-2，K2控制两组触点K2-1、K2-2。
可选的，电磁继电器K1、K2均取贵州航天电器股份有限公司的JQX-117M；光耦U1、U2、U3、U4均取东芝的TLP-251；场效应管Q1、Q3均取DIODES的2N7002-7-F，Q2、Q4均取威世(Vishay)的SQP90P06-07L-GE3；R1～R18均取Murata的贴片电阻，R1～R18的阻值依次取1.0kΩ、1.0kΩ、10kΩ、10kΩ、2.7kΩ、4.7kΩ、2.7kΩ、4.7kΩ、10kΩ、10kΩ、5.1kΩ、5.1kΩ、5.1kΩ、5.1kΩ、10kΩ、10kΩ、560Ω、560Ω。
具体的，所述双通道一级隔离控制模块包括光耦U3、U4，限流电阻R17、R18；
光耦U3的前级输入端经限流电阻R17后接外部控制系统的供电正VCC，光耦U4的前级输入端经限流电阻R18后接外部控制系统的供电正VCC，光耦U3的前级输出端与光耦U4的前级输出端均连接外部控制系统的输出端口IO，以接入所述控制信号；
光耦U3的后级输入端和后级输出端分别接入所述双通道模拟开关模块其中的一个模拟开关通道的回路中，光耦U4的后级输入端和后级输出端分别接入所述双通道模拟开关模块的另一个模拟开关通道的回路中。
所述双通道模拟开关模块包括2个N沟道增强型场效应管Q1、Q3，2个P沟道增强型场效应管Q2、Q4，电阻R1～R4、R11～R16；
P沟道增强型场效应管Q2的源极分为三路，一路接弹上用于输出飞行时序信号Ⅰ的外部电源Ⅰ的电源正V1，一路经电阻R11后接Q2的栅极，一路经电阻R15后接光耦U3的后级输入端；同时，Q2的漏极作为飞行时序信号Ⅰ的输出端，连接双通道二级隔离控制模块的其中一个二级隔离通道，也即电磁继电器K1；
N沟道增强型场效应管Q1的漏极经电阻R3后接Q2的栅极，Q1的栅极经电阻R1后分为两路，一路接光耦U3的后级输出端，另一路经电阻R13后接外部电源Ⅰ的电源负V1GND，同时，Q1的源极也连接外部电源Ⅰ的电源负V1GND；
P沟道增强型场效应管Q4的源极分为三路，一路接弹上用于输出飞行时序信号Ⅱ的外部电源Ⅱ的电源正V2，一路经电阻R12后接Q4的栅极，一路经电阻R16后接光耦U4的后级输入端；同时，Q4的漏极作为飞行时序信号Ⅱ的输出端，连接双通道二级隔离控制模块的另一个二级隔离通道，也即电磁继电器K2；
N沟道增强型场效应管Q3的漏极经电阻R4后接Q4的栅极，Q3的栅极经电阻R2后分为两路，一路接光耦U4的后级输出端，另一路经电阻R14后接外部电源Ⅱ的电源负V2GND，同时，Q3的源极也连接外部电源Ⅱ的电源负V2GND。
所述双通道漏电流泄放模块包括电阻R9、R10；电阻R9的一端连接P沟道增强型场效应管Q2的漏级，另一端连接外部电源Ⅰ的电源负V1GND；电阻R10的一端连接P沟道增强型场效应管Q4的漏级，另一端连接外部电源Ⅱ的电源负V2GND。
所述双通道二级隔离控制模块包括电磁继电器K1、K2，其中，电磁继电器K1控制两组触点K1-1、K1-2，电磁继电器K2控制两组触点K2-1、K2-2；
P沟道增强型场效应管Q2的漏极分为两路，一路连接电磁继电器K1的K1-1的常开触点，另一路经电阻R9后再分为两路，一路接电磁继电器K1的K1-2的常开触点，另一路连接外部电源Ⅰ的电源负V1GND；同时，电磁继电器K1的K1-1的常闭触点与K1-2的常闭触点连接；电磁继电器K1的K1-1触点公共端连接火工品负载H1的一端，K1-2触点公共端连接火工品负载H1的另一端；
P沟道增强型场效应管Q4的漏极分为两路，一路连接电磁继电器K2的K2-1的常开触点，另一路经电阻R10后再分为两路，一路连接电磁继电器K2的K2-2的常开触点，另一路连接外部电源Ⅱ的电源负V2GND；同时，电磁继电器K2的K2-1的常闭触点与K2-2的常闭触点连接；电磁继电器K2的K2-1触点公共端连接火工品负载H2的一端，K2-2触点公共端连接火工品负载H2的另一端。
所述双通道状态采集模块包括光耦U1、U2，电阻R5～R8；
光耦U1的前级输入端经电阻R5后连接电磁继电器K1的K1-1触点公共端，光耦U1的前级输出端连接电磁继电器K1的K1-2触点公共端；光耦U1的后级输入端分两路，一路经电阻R6后连接外部控制系统的供电正VCC，另一路连接外部控制系统的数字输入端口DI1，以使外部控制系统采集电磁继电器K1的状态信号，光耦U1的后级输出端直接连接外部控制系统的供电负VCCGND；
光耦U2的前级输入端经电阻R7后连接电磁继电器K2的K2-1触点公共端，光耦U2的前级输出端连接电磁继电器K2的K2-2触点公共端；光耦U2的后级输入端分两路，一路经电阻R8后连接外部控制系统的供电正VCC，另一路连接外部控制系统的数字输入端口DI2，以使外部控制系统采集电磁继电器K2的状态信号，光耦U2的后级输出端直接连接外部控制系统的供电负VCCGND。
进一步地，本发明电路各部件的功用如下：
光耦U1、U2用于控制系统对两路时序信号有无实际输出及实际输出时长的隔离采集；光耦U3、U4用于控制系统对两路时序信号的隔离控制。场效应管Q1、Q2级联组成飞行时序信号Ⅰ的开关电路，场效应管Q3、Q4级联组成飞行时序信号Ⅱ的开关电路。继电器K1用于飞行时序信号Ⅰ的二级隔离控制，K1的K1-1的常闭触点与K1-2的常闭触点相连用于常态时对负载H1的短路保护；继电器K2用于飞行时序信号Ⅱ的二级隔离控制，K2的K2-1的常闭触点与K2-2的常闭触点相连用于常态时对负载H2的短路保护。电阻R13、R3、R11为分压电阻，共同保证Q1、Q2导通时处于正常的工作区间，电阻R14、R4、R12为分压电阻，共同保证Q3、Q4导通时处于正常的工作区间，电阻R9接V1GND用于吸收Q2关断后的漏电流，电阻R10接V2GND用于吸收Q4关断后的漏电流，其它的电阻R1、R2、R5、R6、R7、R8、R15、R16、R17、R18均可视为限流电阻。
下面介绍本发明电路的工作原理：
VCC是外部控制系统CPU的供电电压(3.3V或5V，依据所用CPU型号不同而不同)，当不进行飞行时序输出时，外部控制系统控制IO输出高电平，此时光耦U3、U4、场效应管Q1、Q2、Q3、Q4均不导通，同时控制系统断开继电器K1、K2的工作用电，K1、K2的触点均处于常态，火工品负载H1、H2均处于短路保护状态，光耦U1、U2均不导通，外部控制系统采集到的DI1、DI2均为高电平，说明实际没有时序信号输出。当需要进行飞行时序输出时(假设时序产生时刻为t0ms)，则控制系统在t0时刻即将来临之前(例如30ms前)先接通K1、K2的工作用电，则K1、K2的常开触点闭合、常闭触点断开，同时H1、H2解除短路保护；随后控制系统在t0ms时刻控制IO输出低电平，此时光耦U3、U4中的二极管负极为低电平，正向导通，则U3、U4导通，Q1、Q2导通，Q3、Q4导通，飞行时序信号的产生使得光耦U1、U2均导通，外部控制系统采集到DI1、DI2均为低电平，说明实际产生了时序信号。当飞行时序信号结束时刻到来时(假设飞行时序信号有效时间为Tsms，则时序信号结束时刻应为(t0+Ts)ms，则外部控制系统先控制IO输出高电平，则U3、U4、Q1、Q2、Q3、Q4均不导通，U1、U2均不导通，外部控制系统采集到DI1、DI2均为高电平，说明实际没有时序信号产生；过一小段时间后(例如30ms后)外部控制系统断开K1、K2的工作用电，则K1、K2的触点均恢复常态，K1、K2的常开触点断开、常闭触点闭合，两路飞行时序信号输出端与控制端完全隔离。
需要说明的是，外部控制系统在设定时间段为电磁继电器提供工作电能的电路属于惯用手段，为了简洁明了，图2没有给出相关的电路构成。
由此可见，本发明所提供的电路能够完全做到飞行时序同步(误差小于1ms)，而且是二级隔离控制，避免了由于继电器固有的动作时间而引起的飞行时序不能准确同步的问题，以及避免了使用场效应管控制而引起的控制回路不隔离的问题，提高了控制电路的控制精度、可靠性、安全性。
实施例二
基于以上实施例，本发明提供一种用于导弹系统的飞行时序产生方法，包括以下步骤：
第一步、外部控制系统判断采集到的双通道二级隔离控制模块两个通道对应的状态信号DI1、DI2是否均为高电平，若是，则进入第二步；
第二步、判断当前时刻是否到达(t0-T)ms时刻，若是，则进入第三步，其中，t0为飞行时序信号的接入时刻，T为设定值，且T大于双通道二级隔离控制模块的动作延迟时间；
第三步、外部控制系统接通电磁继电器K1、K2的工作用电，使得电磁继电器K1、K2动作；需要说明的是，控制系统通过IO控制接通继电器的驱动电路从而使继电器动作，控制系统CPU如何驱动继电器动作属于本领域公知常识；
第四步、判断当前时刻是否到达t0ms时刻，若是，则进入第五步；
第五步、外部控制系统向双通道一级隔离控制模块的IO口输出低电平的控制信号，使得双通道模拟开关模块处于导通状态并分别接入两个外部电源提供的飞行时序信号，同时，外部控制系统分别记录自身输出低电平的持续时间、DI1及DI2跳变为低电平的时刻以及各自低电平保持时间t1、t2；
第六步、判断低电平持续时间是否不小于设定值Ts、t1是否不小于设定值Ts、t2是否不小于设定值Ts，若满足其中一个，则进入第七步；
第七步、外部控制系统的IO口输出高电平的控制信号，停止飞行时序信号的接入；
第八步、Tms后外部控制系统断开双通道二级隔离控制模块的工作用电。
进一步地，若结合具体的电路实现方式，本发明提供的一种用于导弹系统的飞行时序产生方法可以为：进入飞行时序控制程序后：
第一步、控制系统判断采集到的DI1、DI2是否均为高电平？若不是，说明某处不正常，不能进行飞行时序输出，直接退出飞行时序控制程序；若是则进入第二步；
第二步、判断(t0-30)ms时刻是否到(t0ms为飞行时序产生时刻)？若到了则进入第三步，否则返回第二步；
第三步、控制系统接通电磁继电器K1、K2的工作用电，K1、K2动作(常开触点闭合、常闭触点断开)；
第四步、判断t0ms时刻是否到？若到了则进入第五步，否则返回第四步；
第五步、控制系统控制IO口输出低电平，飞行时序信号开始，并记录IO口低电平保持时间、DI1及DI2跳变为低电平的时刻以及各自低电平保持时间t1、t2；
第六步、判断IO口低电平保持时间≥Ts？或t1≥Ts？或t2≥Ts？，若是则进入第七步，否则返回第六步；也即只要采到有一路飞行时序信号有效时间到了设计值就停止飞行时序信号的输出；
第七步、控制系统控制IO口输出高电平，飞行时序信号结束；
第八步、30ms后控制系统断开电磁继电器K1、K2的工作用电，K1、K2复位(常开触点断开、常闭触点闭合)。
进一步地，第二步中提前30ms使电磁继电器K1、K2先工作的目的：①避免继电器动作时刻产生的“打火”现象对电路的影响，②避免电磁继电器动作时间(具有不确定性和不一致性)的存在影响飞行时序信号的准确性和同步性。一般电磁继电器的动作时间均≤20ms，余量设计，此处取30ms。
由此可见，本发明基于本电路所提供的控制方法，不但能够精确控制时序产生的同步性，而且在飞行时序产生和关闭时有效避免了继电器控制大信号(大电压或大电流)时发生的“打火”现象对电路本身产生的不良影响。方法同时具有一定的冗余设计来提高飞行时序产生的安全性和可靠性，即从飞行时序控制信号的有效时间和两路时序信号实际输出的持续时间两方面来判断从而进行控制时序信号的结束，可有效避免由于控制信号时间控制出错而导致的实际输出的飞行时序信号持续时间超出设计范围。
当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当然可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。
Claims (8)
1.一种用于导弹系统的飞行时序产生系统，其特征在于，包括双通道一级隔离控制模块、双通道模拟开关模块、双通道漏电流泄放模块、双通道二级隔离控制模块以及双通道状态采集模块，其中，所述双通道二级隔离控制模块包括电磁继电器K1、K2；
所述双通道一级隔离控制模块用于接收外部控制系统提供的控制信号，其中，当控制信号有效时，双通道一级隔离控制模块用于在有效控制信号的驱动下导通双通道模拟开关模块，当控制信号无效时，双通道一级隔离控制模块用于将其余模块与外部控制系统进行隔离，同时，所述控制信号低电平有效；
所述双通道模拟开关模块用于在导通时，分别接入两个外部电源提供的飞行时序信号，然后将两个飞行时序信号通过电磁继电器K1、K2分别传递给两个火工品负载；
所述电磁继电器K1、K2用于将其余模块与火工品负载进行隔离，并在未产生飞行时序信号时对火工品负载进行短路保护；同时，在双通道模拟开关模块导通前的设定时间，外部控制系统接通电磁继电器K1、K2的工作用电，使电磁继电器K1、K2转发飞行时序信号；在双通道模拟开关模块关断后的设定时间，外部控制系统断开电磁继电器K1、K2的工作用电；
所述双通道漏电流泄放模块用于泄放双通道模拟开关模块关断时可能产生的漏电流；
所述双通道状态采集模块用于获取电磁继电器K1、K2的状态信号，以供外部控制系统采集，外部控制系统根据所述状态信号是否为低电平判断飞行时序产生系统是否输出飞行时序信号。
2.如权利要求1所述的一种用于导弹系统的飞行时序产生系统，其特征在于，所述双通道一级隔离控制模块包括光耦U3、U4，限流电阻R17、R18；
光耦U3的前级输入端经限流电阻R17后接外部控制系统的供电正VCC，光耦U4的前级输入端经限流电阻R18后接外部控制系统的供电正VCC，光耦U3的前级输出端与光耦U4的前级输出端均连接外部控制系统的输出端口IO，以接入所述控制信号；
光耦U3的后级输入端和后级输出端分别接入所述双通道模拟开关模块其中的一个模拟开关通道的回路中，光耦U4的后级输入端和后级输出端分别接入所述双通道模拟开关模块的另一个模拟开关通道的回路中。
3.如权利要求2所述的一种用于导弹系统的飞行时序产生系统，其特征在于，所述双通道模拟开关模块包括2个N沟道增强型场效应管Q1、Q3，2个P沟道增强型场效应管Q2、Q4，电阻R1～R4、R11～R16；
P沟道增强型场效应管Q2的源极分为三路，一路接弹上用于输出飞行时序信号Ⅰ的外部电源Ⅰ的电源正V1，一路经电阻R11后接Q2的栅极，一路经电阻R15后接光耦U3的后级输入端；同时，Q2的漏极作为飞行时序信号Ⅰ的输出端，连接电磁继电器K1；
N沟道增强型场效应管Q1的漏极经电阻R3后接Q2的栅极，Q1的栅极经电阻R1后分为两路，一路接光耦U3的后级输出端，另一路经电阻R13后接外部电源Ⅰ的电源负V1GND，同时，Q1的源极也连接外部电源Ⅰ的电源负V1GND；
P沟道增强型场效应管Q4的源极分为三路，一路接弹上用于输出飞行时序信号Ⅱ的外部电源Ⅱ的电源正V2，一路经电阻R12后接Q4的栅极，一路经电阻R16后接光耦U4的后级输入端；同时，Q4的漏极作为飞行时序信号Ⅱ的输出端，连接电磁继电器K2；
N沟道增强型场效应管Q3的漏极经电阻R4后接Q4的栅极，Q3的栅极经电阻R2后分为两路，一路接光耦U4的后级输出端，另一路经电阻R14后接外部电源Ⅱ的电源负V2GND，同时，Q3的源极也连接外部电源Ⅱ的电源负V2GND。
4.如权利要求3所述的一种用于导弹系统的飞行时序产生系统，其特征在于，所述双通道漏电流泄放模块包括电阻R9、R10；
电阻R9的一端连接P沟道增强型场效应管Q2的漏级，另一端连接外部电源Ⅰ的电源负V1GND；
电阻R10的一端连接P沟道增强型场效应管Q4的漏级，另一端连接外部电源Ⅱ的电源负V2GND。
5.如权利要求4所述的一种用于导弹系统的飞行时序产生系统，其特征在于，所述电磁继电器K1控制两组触点K1-1、K1-2，电磁继电器K2控制两组触点K2-1、K2-2；
P沟道增强型场效应管Q2的漏极分为两路，一路连接电磁继电器K1的K1-1的常开触点，另一路经电阻R9后再分为两路，一路接电磁继电器K1的K1-2的常开触点，另一路连接外部电源Ⅰ的电源负V1GND；同时，电磁继电器K1的K1-1的常闭触点与K1-2的常闭触点连接；电磁继电器K1的K1-1触点公共端连接火工品负载H1的一端，K1-2触点公共端连接火工品负载H1的另一端；
P沟道增强型场效应管Q4的漏极分为两路，一路连接电磁继电器K2的K2-1的常开触点，另一路经电阻R10后再分为两路，一路连接电磁继电器K2的K2-2的常开触点，另一路连接外部电源Ⅱ的电源负V2GND；同时，电磁继电器K2的K2-1的常闭触点与K2-2的常闭触点连接；电磁继电器K2的K2-1触点公共端连接火工品负载H2的一端，K2-2触点公共端连接火工品负载H2的另一端。
6.如权利要求5所述的一种用于导弹系统的飞行时序产生系统，其特征在于，所述双通道状态采集模块包括光耦U1、U2，电阻R5～R8；
光耦U1的前级输入端经电阻R5后连接电磁继电器K1的K1-1触点公共端，光耦U1的前级输出端连接电磁继电器K1的K1-2触点公共端；光耦U1的后级输入端分两路，一路经电阻R6后连接外部控制系统的供电正VCC，另一路连接外部控制系统的数字输入端口DI1，以使外部控制系统采集电磁继电器K1的状态信号，光耦U1的后级输出端直接连接外部控制系统的供电负VCCGND；
光耦U2的前级输入端经电阻R7后连接电磁继电器K2的K2-1触点公共端，光耦U2的前级输出端连接电磁继电器K2的K2-2触点公共端；光耦U2的后级输入端分两路，一路经电阻R8后连接外部控制系统的供电正VCC，另一路连接外部控制系统的数字输入端口DI2，以使外部控制系统采集电磁继电器K2的状态信号，光耦U2的后级输出端直接连接外部控制系统的供电负VCCGND。
7.一种基于权利要求1的用于导弹系统的飞行时序产生方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步、外部控制系统判断采集到的电磁继电器K1、K2对应的状态信号DI1、DI2是否均为高电平，若是，则进入第二步；
第二步、判断当前时刻是否到达(t0-T)ms时刻，若是，则进入第三步，其中，t0为飞行时序信号的接入时刻，T为设定值，且T大于双通道二级隔离控制模块的动作延迟时间；
第三步、外部控制系统接通电磁继电器K1、K2的工作用电，使得电磁继电器K1、K2动作；
第四步、判断当前时刻是否到达t0 ms时刻，若是，则进入第五步；
第五步、外部控制系统向双通道一级隔离控制模块的IO口输出低电平的控制信号，使得双通道模拟开关模块处于导通状态并分别接入两个外部电源提供的飞行时序信号，同时，外部控制系统分别记录自身输出低电平的持续时间、DI1及DI2跳变为低电平的时刻以及各自低电平保持时间t1、t2；
第六步、判断低电平持续时间是否不小于设定值Ts、t1是否不小于设定值Ts、t2是否不小于设定值Ts，若满足其中一个，则进入第七步；
第七步、外部控制系统的IO口输出高电平的控制信号，停止飞行时序信号的接入；
第八步、T ms后外部控制系统断开电磁继电器K1、K2的工作用电。
8.如权利要求7所述的一种用于导弹系统的飞行时序产生方法，其特征在于，所述T为30。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113609690A (zh) * | 2021-08-09 | 2021-11-05 | 西安航天动力技术研究所 | 一种Vxworks下导弹击发时序设计方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05325737A (ja) * | 1992-05-28 | 1993-12-10 | Meidensha Corp | 遮断器，断路器の誤操作防止装置 |
| JPH06180200A (ja) * | 1992-12-09 | 1994-06-28 | Mitsubishi Electric Corp | 誘導弾 |
| US20030075641A1 (en) * | 2001-04-03 | 2003-04-24 | Klesadt Ingrid H. | Radar-guided missile programmable digital predetection signal processor |
| CN103051323A (zh) * | 2012-09-14 | 2013-04-17 | 中国航天科技集团公司第四研究院第四十一研究所 | 一种用于弹上时序与火工品测试的调理转换电路 |
| CN104390528A (zh) * | 2014-09-17 | 2015-03-04 | 中国航天科技集团公司第四研究院第四十一研究所 | 火箭时序控制器及控制方法 |
| CN104865515A (zh) * | 2015-05-12 | 2015-08-26 | 北京航空航天大学 | 一种多通道集成运算放大器性能参数在线测试系统 |
| US10317852B1 (en) * | 2015-10-29 | 2019-06-11 | National Technology & Engineering Solutions Of Sandia, Llc | Predictive guidance flight |
-
2020
- 2020-11-03 CN CN202011210004.4A patent/CN112361897B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05325737A (ja) * | 1992-05-28 | 1993-12-10 | Meidensha Corp | 遮断器，断路器の誤操作防止装置 |
| JPH06180200A (ja) * | 1992-12-09 | 1994-06-28 | Mitsubishi Electric Corp | 誘導弾 |
| US20030075641A1 (en) * | 2001-04-03 | 2003-04-24 | Klesadt Ingrid H. | Radar-guided missile programmable digital predetection signal processor |
| CN103051323A (zh) * | 2012-09-14 | 2013-04-17 | 中国航天科技集团公司第四研究院第四十一研究所 | 一种用于弹上时序与火工品测试的调理转换电路 |
| CN104390528A (zh) * | 2014-09-17 | 2015-03-04 | 中国航天科技集团公司第四研究院第四十一研究所 | 火箭时序控制器及控制方法 |
| CN104865515A (zh) * | 2015-05-12 | 2015-08-26 | 北京航空航天大学 | 一种多通道集成运算放大器性能参数在线测试系统 |
| US10317852B1 (en) * | 2015-10-29 | 2019-06-11 | National Technology & Engineering Solutions Of Sandia, Llc | Predictive guidance flight |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 周恒保等: "新一代运载火箭时序控制系统设计", 《上海航天》 * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113609690A (zh) * | 2021-08-09 | 2021-11-05 | 西安航天动力技术研究所 | 一种Vxworks下导弹击发时序设计方法 |
| CN113609690B (zh) * | 2021-08-09 | 2023-07-14 | 西安航天动力技术研究所 | 一种Vxworks下导弹击发时序设计方法 |
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|---|---|
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